X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器熱控設計

左富昌, 梅志武, 呂政欣

(北京控制工程研究所, 北京 100190)

引 言

X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器是脈沖星導航專用試驗衛星(XPNAV-1)的主有效載荷,主要用于觀測X射線脈沖星,獲取精確的脈沖星輪廓和到達時間,是脈沖星導航的核心儀器,具有比準直型儀器更優的信噪比和靈敏度。X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器是光、機、電一體化的精密儀器,在軌運行時要面臨4 K深冷空間和復雜多變的空間外熱流,不僅受太陽輻射、地球反射和地球紅外輻射的影響,還受到進出陰影區冷熱交變的影響[1-2]。復雜的空間熱環境容易使儀器的光學系統產生較大變形,從而引起聚焦性能下降,降低脈沖星輪廓的測量精度[3-4]。同時,儀器焦平面硅漂移(silicon drift detector,SDD)探測器件對工作溫度的要求非常嚴格,過高的溫度會降低其光電轉換能力,增大暗電流和熱噪聲,導致信噪比下降,進而降低脈沖星輪廓的測量精度[5]。因此,有效的熱控設計是保證X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器性能的關鍵。

空間X射線探測和脈沖星導航技術的發展,對X射線探測器(望遠鏡)的有效面積和角分辨率要求越來越高。提高探測器有效面積的有效途徑是增大其焦距和口徑以及采用多層鏡片嵌套等措施,但隨之探測器的尺寸和重量大幅度增加,結構也更加復雜,對溫度的敏感性也越來越強[6]。

航天設備的熱控措施主要包括主動熱控與被動熱控兩個方面:主動熱控主要是通過加熱器主動加熱或制冷器主動制冷,給設備進行功率補償,控制各部位的溫度;被動熱控是指通過多層隔熱組件、隔熱墊片隔熱、熱管導熱、散熱面散熱等被動熱控措施,控制設備各部位的溫度[7]。

本文分析X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器的特點及其對熱設計的影響,并提出相應的熱控措施。在此基礎上,總結分析在軌溫度數據,驗證熱控設計的有效性和正確性。

1 儀器簡介

X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器采用嵌套式光學系統收集脈沖星輻射的X射線,利用星敏感器實現在軌對目標脈沖星的粗搜索和精確定位,基于衛星自旋和控制分系統主動控制技術實現對脈沖星的實時跟蹤,從而全方位觀測脈沖星的輻射流量、輻射能譜、輻射周期以及輪廓等信息。儀器具備能量觸發和時間觸發兩種工作模式,工作模式可通過地面發送指令進行切換。

X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器采用長筒狀一體化結構,如圖1所示,主要由嵌套式掠入射光學系統、電子學組件、荷電粒子磁偏轉器、高能粒子防護罩、星敏感器、減振組件、機械結構和安裝支架組成。

圖1 X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器組成Fig.1 X-ray grazing incidence focusing pulsar detector

嵌套式掠入射光學系統內部包含4層鏡片和光闌組件,通過法蘭安裝于機械結構內,位于產品最前端;電子學組件位于光學系統的焦平面處,包括SDD探測器件和前置放大電路,內部熱源復雜;荷電粒子磁偏轉器和高能粒子防護罩位于光學系統和電子學組件之間,用于防護空間電子和高能粒子;星敏感器通過支架與光學系統固連,精確保證二者光軸之間成30°夾角,精度優于1′。

儀器外形尺寸為1 251 mm×335 mm×198 mm,通過2個安裝支架安裝于衛星上,安裝支架與儀器之間施加減振組件,降低產品對力學環境的響應。光學系統和星敏感器暴露于衛星艙外,其他部分位于衛星艙內,靠近電子學組件的位置有大功耗設備,整個衛星艙內的熱環境復雜,溫度波動范圍大。

嵌套式掠入射光學系統的熱設計指標為20 ℃±2 ℃,其軸向溫度梯度為≤0.05 ℃/mm,徑向溫度梯度為≤0.06 ℃/mm;電子學組件的熱設計指標為-52 ℃±2 ℃。

2 儀器特點及熱控措施

2.1 熱控設計基本原理

(1) 熱平衡方程

同其他航天器一樣,掠入射聚焦型脈沖星探測器的在軌溫度由能量守恒方程即熱平衡方程決定,再輔以相應的傳熱關系式,構成了方程求解的封閉性。由于儀器所處的空間環境為真空環境,所以影響熱設計的關鍵因素是熱傳導和熱輻射,而對流換熱對其無影響[8-9]。

對任意節點,存在熱平衡關系:

Q1+Q2+Q3+Q4+Q5=Q6+Q7

(1)

式中:Q1為某一節點吸收的空間外熱流(電子學組件位于艙內,本部分熱量可忽略);Q2為某一節點的內熱源;Q3為某一節點主動控溫加熱時產生的熱量;Q4為某一節點吸收其他節點發射的熱量;Q5為某一節點與其他節點的導熱換熱量;Q6為某一節點向其他節點及整星艙內輻射的熱量;Q7為某一節點內能的變化。

(2) 基本傳熱方式

根據傅里葉導熱定律,可得

Q=ΔT/R=λAΔT/δ

(2)

式中:Q為導熱量;ΔT為溫差;R為熱阻;λ為目標的導熱系數;A為導熱橫截面積;δ為導熱距離。在進行隔熱設計時,需盡可能增加物體在傳熱方向上的熱阻來降低導熱量,而在加強導熱時需要盡量減小物體在傳熱方向上的熱阻。

對于兩表面構成的封閉體,根據Gebhart輻射傳熱公式,可得

(3)

式中:Q12為表面1與表面2的輻射換熱量;A1為表面1的面積;σ為斯忒藩-玻耳茲曼常量;εl為表面1的發射率;T1為表面1的溫度;下標“2”表示的物理量為表面2對應的相關參數。

當發生非穩態換熱時,物體吸收的熱量(即內能變化)為

E=cmΔT

(4)

式中:c為物體的比熱容;m為物體的質量。在無法減小某部位吸收熱量的情況下,盡可能通過增加目標區域或相鄰目標區域的熱容來降低目標溫度波動。

2.2 光學系統

嵌套式掠入射光學系統的焦距為1 200 mm,鏡片面形為內拋物面,對X射線進行掠入射反射后聚焦,鏡片最大掠入射角僅為1.5°,聚焦性能對鏡片熱變形敏感。光學系統前端無遮光罩且直接暴露于深冷空間,因不得存在任何遮擋,從而導致鏡片向深冷空間漏熱的問題。光學系統后端直接與衛星艙內機械結構連接,受艙內復雜熱環境的影響大,也存在漏熱問題。在軌運行時,光學系統側面的不同方向經受不均勻的外熱流,也易引起較大的溫度梯度。

針對以上特點,采取如下熱控措施:

(1) 前、后輻板采用低熱膨脹系數的銦鋼材料,以減小熱變形,從而降低溫度造成的鏡片傾斜誤差;

(2) 光學系統與后端鏡筒之間采取隔熱措施,以減小漏熱,降低安裝界面的溫度波動對鏡片面形的影響;

(3) 前輻板施加熱控涂層,以減小光學鏡頭暴露部分向深冷空間的熱散失;

(4) 光學系統鏡筒側面采取主動加熱措施,以補償內部鏡片向深冷空間的熱散失;

(5) 光學系統鏡筒側面與星敏感器的外表面多層包覆,以減小熱散失和不均勻外熱流的影響。

圖2為光學系統的熱控示意圖,多層包覆未示出。

圖2 光學系統熱控示意圖Fig.2 Thermal control of the optics

2.3 電子學組件

電子學組件結構緊湊,由SDD探測器件、熱控電路、信號處理電路、模擬放大電路和線路殼體組成。電子學組件位于衛星艙內,且其附近有衛星的大功耗設備,衛星艙內的熱環境復雜,溫度范圍大。電子學組件包含多個內熱源,分別為SDD探測器件1.14 W、溫控電路板1.8 W、信號處理電路板0.83 W和模擬放大電路板0.3 W,緊湊的結構導致散熱存在困難,通過儀器安裝支架向衛星散熱的散熱路徑長、熱阻大,無法滿足要求。SDD探測器件內部制冷器實現的最大溫差僅為70 ℃,隨著外界溫度的升高,不足以保證SDD探測器件長時間低噪聲工作。

根據電子學組件的工作要求和特點,采取如下主要熱控措施:

(1) 為SDD探測器件設計專用散熱路徑,散熱路徑主要包括低熱容、高導熱系數的SDD探測器件安裝座和多層柔性散熱銅帶,散熱銅帶直接與衛星散熱面連接,以提高散熱效率;

(2) 采用低導熱系數的聚酰亞胺隔熱墊和隔熱螺套,實現SDD探測器件與電子學組件其他非散熱路徑部分之間的熱隔離;

(3) 散熱路徑中采取高效的半導體制冷器,在內部制冷器無法滿足要求時,對SDD探測器件制冷,進一步降低溫度;

(4) 電子學組件線路殼體外表面黑色陽極化處理,在電子學組件與安裝支架之間施加導熱墊,為其他內熱源提供散熱路徑。

圖3為電子學組件的散熱路徑示意圖,圖中示出兩個散熱路徑:SDD探測器件到衛星和線路殼體到環境,其中Tsdd為SDD探測器件溫度,Tf為線路殼體溫度,Tout為線路殼體的環境溫度。

圖3 電子學組件散熱路徑示意圖Fig.3 Schematic of heat dissipation from instrument module to environment

從圖3可以看出,電子學組件的總漏熱率為

qtot=qs+qf

(5)

式中:qtot為電子學組件的總漏熱率,即所需的散熱功率;qs為SDD探測器件向衛星艙板的散熱功率;qf為線路殼體向環境的散熱功率。

2.4 高長徑比結構

X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器整體為細長筒狀結構,長徑比達10∶1,前端光學系統和后端SDD探測器件的工作溫度相差近70 ℃。由于復雜熱環境的影響,儀器整體容易發生非均勻熱變形,導致光學系統與SDD探測器件之間產生偏差,光學系統的聚焦光斑有可能偏出SDD探測器件的敏感范圍,因此對儀器的軸向溫度均勻性提出了相當高的要求。

對于衛星艙內的機械結構、磁偏轉器和高能粒子防護罩,采取的措施是包覆多層隔熱材料,并在安裝支架與已采取熱控措施的衛星艙板之間施加導熱脂,一方面減小與衛星艙內復雜熱環境的熱交換,另一方面提高向衛星艙板的散熱效率,從而保證儀器軸向溫度的均勻性。

3 在軌溫度數據分析

3.1 在軌溫度數據

自入軌以來,X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器已在軌運行超過13個月,表1顯示了儀器光學系統、機械結構、SDD探測器件、SDD探測器安裝座和電子學組件的在軌溫度遙測數據。

表1 在軌溫度數據Tab.1 In-orbit temperature data

溫度遙測數據主要采用高精度的MF51型熱敏電阻和onewire溫度傳感器測量。光學系統設置3個熱敏電阻,遙測點1位于光學系統側面前端、遙測點2位于光學系統側面后端、遙測點3位于光學系統側面中間(遙測點1和2為相對側)。SDD探測器件安裝座設置1個熱敏電阻(遙測點4),SDD探測器件的溫度通過其內部溫度傳感器(遙測點5)測量。電子學組件設置2個onewire溫度傳感器,遙測點6位于電子學組件外側面,遙測點7位于電子學組件后端面。機械結構設置2個onewire溫度傳感器,遙測點8位于機械結構側面前端,遙測點9位于機械結構側面后端。星上計算機負責溫度數據的采集與控制,并傳回地面數據處理中心。

3.2 數據分析

光學系統的溫度范圍達到14.32～22.92 ℃,不滿足指標要求,究其原因是衛星艙內環境波動范圍大于整星的熱控設計值(10～30 ℃);軸向溫度梯度達到0.014 ℃/mm,徑向溫度梯度達到0.008 ℃/mm,滿足指標要求;其他熱控措施有效,鏡片位于光學系統內部,其具體溫度需利用經在軌數據修正的熱模型仿真分析得到。

SDD探測器件溫度范圍為-53.99～-50.68 ℃,滿足指標要求;在衛星艙板溫度受控的情況下,散熱路徑保證了SDD探測器件的溫度穩定性,有效保證了儀器工作時SDD探測器件的散熱需求,明顯抑制了SDD探測器件溫度上升,為其提供了良好的熱環境。

電子學組件和機械結構的溫度均勻性較好,但溫度范圍較大,說明多層包覆的有效性,也表明衛星艙內環境溫度波動范圍較大,約為-5～45 ℃。

綜合以上分析,除光學系統的溫度范圍不滿足指標要求外,X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器的溫度范圍和溫度均勻性滿足指標要求。從熱控角度看,光學系統相對獨立于儀器的其他部分,較大的溫度范圍會導致較大的光學系統熱變形,從而造成儀器有效面積和角分辨率下降,影響儀器性能,具體在3.4節分析。

3.3 鏡片溫度仿真

使用光學系統遙測點位置的溫度修正光學系統的熱模型,仿真得到的4層鏡片溫度如表2所示。根據仿真數據分析可得,4層鏡片的溫度基本處于光學系統3個測溫點的溫度范圍內,且溫度均勻性好,但低溫工況時,鏡片溫度超出溫度指標要求。

3.4 鏡片熱變形計算

為了評估低溫工況時光學鏡頭的性能,通過熱-結構耦合仿真計算鏡片的熱變形,計算結果如表3和圖4所示。

表2 仿真的鏡片溫度Tab.2 Simulated temperature of mirrors

表3 仿真計算的鏡片熱變形Tab.3 Calculated thermal deformation of mirrors

計算結果表明,低溫工況下鏡片發生了熱變形,最大變形量達到50 μm以上,導致X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器的聚焦性能下降,聚焦光斑直徑達到3.5 mm,當脈沖星處于邊緣視場時,部分X射線入射到探測器的非敏感區域,與觀測到的結果一致。

圖4 低溫工況下鏡片的熱變形Fig.4 Thermal deformation of mirrors under low temperature condition

4 結 論

X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器是空間X射線探測和脈沖星導航的核心儀器,熱控設計是保證儀器性能的關鍵。本文從儀器的特點和需求出發,深入分析了X射線掠入射聚焦型脈沖星探測器的熱特性,提出了相應的熱控措施,在此基礎上,分析了儀器的在軌溫度情況。分析表明,低溫工況下光學系統的溫度不滿足指標要求,原因是衛星艙內熱環境波動范圍超出整星的熱控設計值,其他指標要求均得到滿足,驗證了熱控設計的正確性。對低溫工況下光學系統的熱變形進行了仿真計算并分析了熱變形對儀器性能的影響,所得結果為進一步的研究提供了參考。